推力室多孔面板發(fā)汗冷卻試驗研究

高翔宇，孫紀國

（北京航天動力研究所，北京100076）

0 引言

發(fā)汗冷卻也稱滲透冷卻，是膜冷卻的極限形式，有著冷卻效率高、冷卻劑用量少的優(yōu)點，被廣泛應用于高溫燃氣輪機葉片的冷卻、超高音速飛行器發(fā)動機燃燒室壁面的熱防護、液體火箭發(fā)動機推力室的冷卻以及重返大氣層時航天器前端冷卻等眾多航空航天熱防護領(lǐng)域。其原理如圖1所示，圖中Ts、Tf分別代表多孔面板結(jié)構(gòu)溫度和發(fā)汗冷卻劑溫度，冷卻劑以與熱流相反的方向穿過多孔介質(zhì)骨架中的微孔，與多孔介質(zhì)骨架發(fā)生熱交換，吸收外界熱環(huán)境導入的熱量，并在流出壁面的出口形成連續(xù)均勻的氣膜，阻隔高溫燃氣對冷卻壁面的傳熱。發(fā)汗冷卻技術(shù)研究始于20世紀40年代，近年來隨著航空航天技術(shù)的不斷進步，對高溫工作部件使用的材料和性能要求越來越高，發(fā)汗冷卻技術(shù)的研究在各航空航天大國受到更多的關(guān)注，被認為是解決極度苛刻熱環(huán)境下熱防護的有效冷卻技術(shù)。Andrea Bucchi等人通過對發(fā)汗冷卻的研究和計算發(fā)現(xiàn)，只需要冷卻劑流量的5%左右就可以使推力室喉部表面溫度降低到500～700 K，對于降低維護成本、提高發(fā)動機壽命都是一種很好的冷卻方式。

多孔材料的發(fā)汗冷卻技術(shù)在液體火箭發(fā)動機中已經(jīng)得到了比較廣泛的應用，針對該技術(shù)的試驗研究以及數(shù)值模擬研究也在不斷地深入。但目前大多關(guān)于發(fā)汗冷卻的研究都是對發(fā)動機燃燒室壁內(nèi)垂直于主流方向的研究，尚未見有關(guān)燃燒室頭部噴注器多孔面板內(nèi)平行于主流的發(fā)汗冷卻的試驗研究，而這種冷卻形式廣泛應用于J-2、RS-68、LE-7等氫氧火箭發(fā)動機上。本文以縮比推力室熱試驗的形式開展了噴注器多孔面板的發(fā)汗冷卻特性研究，測得了面板的中間層溫度和燃氣側(cè)溫度，并總結(jié)了推力室多孔面板滲透率與壓降的工程關(guān)系式。

1 試驗裝置

圖2為縮比推力室多孔面板發(fā)汗冷卻試驗裝置結(jié)構(gòu)示意圖，縮比推力室主要由點火器、噴注器、燃燒室三大部分組成，各部分之間采用法蘭連接，石墨密封圈密封。噴注器為三底兩腔結(jié)構(gòu)，多孔面板位于噴注器的底端（即內(nèi)底），起到固定噴嘴并隔斷噴注腔與燃燒室的作用。液氧與大部分氣氫通過噴注器內(nèi)的同軸直流式噴嘴組織噴注燃燒，其余小部分氣氫通過多孔面板對其進行發(fā)汗冷卻。試驗所用多孔面板為GH30絲網(wǎng)燒結(jié)而成，孔隙率約為10%。燃燒室為銑槽電鑄結(jié)構(gòu)，采用低溫液態(tài)甲烷進行冷卻。擠壓試驗系統(tǒng)中液氧和液態(tài)甲烷由高壓低溫儲箱供給，氣氫由常溫高壓氣瓶供給。除推力室熱試驗的一些常規(guī)測點（如室壓、氫氧噴前壓力、溫度等）外，在噴注器多孔面板上布置了測量面板燃氣側(cè)溫度測點T1和測量面板中間層溫度測點T2，測點位置如圖3所示，并采用壓緊測量裝置保證傳感器感溫點與被測結(jié)構(gòu)的完全接觸狀態(tài)。

2 試驗結(jié)果

共進行了5次多孔面板發(fā)汗冷卻試驗，試驗覆蓋工況范圍：燃燒室壓力為3.9～7.6 MPa，燃燒室混合比為2.8～7.2，發(fā)汗面板入口氣氫溫度約300 K，發(fā)汗面板入口氣氫壓力為6.2～9.2 MPa，燃燒室內(nèi)壁噴管喉部最大熱流密度32～65 MW/m2。試驗測得面板燃氣側(cè)溫度為680～830 K，圖4為多孔面板溫度分布情況，多孔面板中間層溫度與發(fā)汗冷卻介質(zhì)入口溫度基本相同，約300 K，表明在多孔面板內(nèi)受燃氣輻射的熱浸深度不大于面板厚度的一半。圖5為多孔面板燃氣側(cè)溫度隨混合比變化情況，試驗結(jié)果表明多孔面板燃氣側(cè)溫度隨推力室室壓升高以及混合比的增大而升高。

3 發(fā)汗面板滲透率分析

多孔介質(zhì)中的等效雷諾數(shù)定義為：

式中：M為單位面積上的冷卻劑質(zhì)量流率；dp為多孔介質(zhì)顆粒尺寸；μf為流體動力粘度；ε為多孔介質(zhì)孔隙率。冷卻介質(zhì)在多孔材料中的流動，在流動速度較低的情況下（Ree＜1），壓力梯度主要用來克服粘性阻力的流動，其流動特征符合Darcy定律式 （2）。當流速增大 （Ree＞1），流速與壓力梯度不再成正比關(guān)系，壓力梯度除用來克服粘性阻力外，還要用于克服與流速平方成正比的慣性力項的影響，其流動符合Darcy-Forchheimer式（3）。一般在氫氧噴注器多孔面板內(nèi)冷卻劑流動等效雷諾數(shù)Ree＞1，其流動流阻狀態(tài)符合式 （3）。

式中：ρf為流體密度；k為多孔介質(zhì)滲透率；C為流動慣性系數(shù)。Ergun基于顆粒堆積床模型給出了k、C的經(jīng)驗關(guān)系式（4）、（5），式中dp為多孔介質(zhì)顆粒尺寸（對于金屬絲網(wǎng)燒結(jié)多孔材料，其特征尺寸dp由氣流試驗獲得）；ε為多孔介質(zhì)孔隙率。

對式（3）在發(fā)汗冷卻劑流動方向上進行一維積分，當發(fā)汗冷卻劑滲透過厚度較?。╤≤10 mm）的噴注器多孔面板時，壓力變化相對較小，不考慮壓力、溫度對μf的影響，引入理想氣體狀態(tài)方程p=ρRgT，并帶入邊界條件：x=0時，p=pif；x=h 時，p=pef，得到式 （6），式中為發(fā)汗冷卻劑進出口平均溫度和平均動力粘度；pif為冷卻劑入口壓力；pef為冷卻劑出口壓力；M=ρu為單位面積上的冷卻劑質(zhì)量流率。

曾在某發(fā)動機熱試驗中測量了推力室噴注器發(fā)汗面板的冷卻劑質(zhì)量流量，采用式（6）驗算其熱試驗工況下的面板冷卻劑質(zhì)量流量，其計算值與試驗測量值較為接近，如圖6所示，圖中發(fā)汗冷卻注入率F=Mc/M∞，為發(fā)汗冷卻劑與主流質(zhì)量流量的比值。式（6）適用于工程上求解可壓縮氣體在壓差相對較小情況下流經(jīng)厚度較?。╤≤10mm）的多孔介質(zhì)的發(fā)汗冷卻流量。

4 結(jié)論

通過縮比推力室熱試驗獲得了氫氧噴注器多孔面板在熱試狀態(tài)下的燃氣側(cè)溫度和中間層溫度，試驗測量的面板燃氣側(cè)溫度為680～830 K，燃氣輻射熱浸深度不超過面板厚度的一半。研究總結(jié)了面板滲透質(zhì)量流率與壓降的工程計算關(guān)系式。

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